飛行條件下飛機表面聲載荷測試方法研究

焦麗娟

摘 要：文章對飛行條件下飛機表面聲載荷測試方法進行了研究。為了降低表面?zhèn)髀暺靼惭b產(chǎn)生的額外氣動噪聲，給出了采用過渡圓盤安裝表面?zhèn)髀暺鞯姆椒ǎ︼w行過程中其他測試設(shè)備的安裝及固定方法進行了介紹。另外還對測試步驟以及數(shù)據(jù)處理方法進行了研究。最后，對飛行過程中表面?zhèn)髀暺靼惭b和環(huán)境變化對測試結(jié)果產(chǎn)生的影響的修正方法進行了研究，以最大的程度還原機體表面的真實聲載荷。

關(guān)鍵詞：噪聲測試；表面聲載荷；測試方法

中圖分類號：V216.5 文獻標志碼：A 文章編號：2095-2945（2018）29-0142-02

Abstract： In this paper， the test method of acoustic load on aircraft surface under flight condition is studied. In order to reduce the extra aerodynamic noise caused by the installation of the surface microphone， the method of installing the surface microphone with the transitional disc is given， and the installation and fixing methods of other test equipment during the flight are introduced. In addition， the test steps and data processing methods are also studied. Finally， the modification method of the influence of the surface microphone installation and environmental changes on the test results during the flight process is studied， in order to maximize the reduction of the real sound load on the surface of the body.

Keywords： noise test； surface acoustic load； test method

1 概述

聲載荷測試是飛機飛行噪聲測試的重要內(nèi)容，其測試結(jié)果對聲疲勞試驗、艙內(nèi)噪聲控制、部件抗疲勞設(shè)計等都具有非常重要的參考價值。飛機噪聲載荷主要有兩類：一類是飛機發(fā)動機噪聲，另一類是機體表面噪聲。由于飛機結(jié)構(gòu)表面聲載荷測試的復(fù)雜性，不僅需要采用高聲強表面?zhèn)髀暺鳌?shù)據(jù)采集與分析儀器等主要儀器設(shè)備，而且還需要供電、環(huán)境數(shù)據(jù)測量等輔助設(shè)備構(gòu)成測量鏈進行測試。本文對飛行條件下飛機表面聲載荷測試方法進行了研究。

2 測試系統(tǒng)

飛行狀態(tài)下機體表面聲載荷測試所用儀器主要包括：活塞發(fā)聲器、表面?zhèn)髀暺鳌?shù)據(jù)采集器、采集器專用蓄電池、筆記本電腦。測量系統(tǒng)框圖如圖1所示。

3 設(shè)備安裝

3.1 表面?zhèn)髀暺鞯恼迟N

在測量機體結(jié)構(gòu)表面的聲載荷時，由于表面的不平整性會產(chǎn)生額外的氣動噪聲，因此進行測量時應(yīng)使傳聲器敏感面與機體表面平齊，或采用過渡裝置降低對表面流場的干擾。為了得到可信的統(tǒng)計結(jié)果，一般還需要進行多個起落的飛行測量。

表面?zhèn)髀暺靼惭b方式一般有兩種，一是在原有機身蒙皮上附加一層金屬面板，并在其上打孔進行傳聲器的安裝，這種方法能最大限度降低對流場的擾動，但是需要對結(jié)構(gòu)進行改動，在一般的飛行測試中這是不允許的；二是采用過渡圓盤進行安裝，這種方法不需要對機體表面結(jié)構(gòu)進行改動，安裝方便，是現(xiàn)在普遍采用的方法，安裝示意圖和效果圖分別如圖2、圖3所示。但是傳聲器的固定方式、過渡圓盤的尺寸都會對測試結(jié)果產(chǎn)生一定的影響，實際應(yīng)用時需要針對不同的飛行速度開展相應(yīng)的試驗研究，確定不同飛行速度下的修正量，從而保證外表面噪聲測試的準確性。

3.2 數(shù)據(jù)采集器安裝

固定飛機艙內(nèi)的測試儀器，包括數(shù)據(jù)采集器、專用蓄電池、測量信號線。可以采用白布帶扎緊和膠帶粘貼固定的方式，使測試儀器在艙內(nèi)固定牢固，飛機飛行期間不能出現(xiàn)任何滑動。

3.3 傳聲器引出電纜布線及保護

測點布線用耐溫膠帶粘貼在機體表面，通過機體表面的縫隙或小孔進入艙內(nèi)與數(shù)據(jù)采集器連接。高溫處測點需采用耐高溫線。

4 測試過程

飛機起飛滑跑前，測量系統(tǒng)時間和飛機上GPS時間對準，設(shè)置采集器為獨立工作模式，然后使采集器開始采集工作，拆下筆記本剩下采集器和專用蓄電池一起工作。

飛行測試時，艙內(nèi)沒有噪聲測試人員，噪聲測量系統(tǒng)按預(yù)設(shè)的參數(shù)自動采集聲載荷。試驗設(shè)備（包括專用蓄電池、采集器）及它們之間的連線在飛機艙內(nèi)固定好，保證在各飛行階段試驗設(shè)備不會出現(xiàn)滑動。

一個飛行架次，采集器連續(xù)不間斷測試記錄聲載荷，形成一個記錄數(shù)據(jù)文件。飛機降落后，及時停止采集器工作，檢查記錄數(shù)據(jù)文件的有效性。飛行測試完成后盡快獲取與測試有關(guān)的飛行參數(shù)，通過飛行參數(shù)和試驗數(shù)據(jù)的對比可區(qū)分不同的測量狀態(tài)。

5 數(shù)據(jù)處理

進行數(shù)據(jù)處理前，對每個狀態(tài)的數(shù)據(jù)進行時域檢查。對于飛行測試數(shù)據(jù)，特別是多個狀態(tài)連續(xù)記錄在一個文件中，首先按照飛行參數(shù)劃分各狀態(tài)，其次在每個狀態(tài)中，對于變化較大的時域數(shù)據(jù)，依據(jù)總聲壓級差不大于3dB原則對該狀態(tài)測量數(shù)據(jù)進行分段處理。

頻域數(shù)據(jù)處理采用經(jīng)典譜估計方法，平均方式為譜平均，給出功率譜密度（PSD）。倍頻程和1/3倍頻程譜的平均方式為譜平均，同時給出20Hz～10kHz的總聲壓級，給出倍頻程和1/3倍頻程譜。數(shù)據(jù)處理流程圖如圖4所示。

6 測試結(jié)果修正

飛機在空中飛行時，外表面粘貼的表面?zhèn)髀暺鲿龅礁咚贇饬鳎呖诊w行時還會遇到低溫。這些因素會影響測量結(jié)果，在飛行測試結(jié)果中應(yīng)予修正。

6.1 表面?zhèn)髀暺靼惭b影響測量結(jié)果的修正

表面?zhèn)髀暺靼惭b在飛機外表面，雖然安裝了過渡圓盤，遇高速氣流還會產(chǎn)生附加噪聲。

為了估算帶過渡圓盤安裝方式產(chǎn)生附加噪聲的大小，需要在帶氣流全消聲室進行了地面模擬試驗。首先，安裝表面?zhèn)髀暺魇箓髀暺髂て推桨灞砻嫫烬R，放在氣流條件下測量噪聲；其次，按飛機上的安裝方式，即在平板上通過過渡圓盤安裝方式安裝表面?zhèn)髀暺鳎旁跉饬鳁l件下測量噪聲，模擬實驗照片如圖5所示。比較兩種不同安裝方式下的測量結(jié)果，可得到附加噪聲的大小。相同馬赫數(shù)下，兩種不同安裝方式測得的噪聲值相減，得到附加噪聲的修正量。對不同馬赫數(shù)下修正量，用最小二乘法插值或外推，可得到其他馬赫數(shù)下的修正量。

6.2 壓力、溫度變化影響測量結(jié)果的修正

飛行測試時表面?zhèn)髀暺魉幁h(huán)境和地面測試所處環(huán)境有很大差別，環(huán)境參數(shù)壓力、溫度會有較大變化。壓力、溫度變化會影響測量結(jié)果，所以需要對測量結(jié)果做修正。

B&K;公司給出了表面?zhèn)髀暺鞯挠嘘P(guān)修正系數(shù)，壓力修正系數(shù)為-0.007dB/kPa，溫度修正系數(shù)為0.013dB/℃。

7 結(jié)束語

本文針對飛行條件下飛機表面聲載荷測試，給出了測試準備、測試過程以及測試數(shù)據(jù)后處理和修正的具體方法，對進行該試驗起到了指導(dǎo)作用。

參考文獻：

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